譚獻忠，丁則勝，陳少松，徐 琴

(南京理工大學能源與動力工程學院，南京210094)

0 引言

炮兵作為未來戰(zhàn)場上重要火力突擊力量，要求炮彈向著打擊目標縱深化、精確化、遠程化、摧毀化的方向發(fā)展，增大武器射程已成為各國增強炮兵火力的重點。將底排技術(shù)與火箭技術(shù)同時應用在同一彈丸中，即底排－火箭復合增程技術(shù)，可使炮彈達到更好的增程效果，采用該技術(shù)增程率可達50%以上，這種新型的復合增程方式代表了目前遠程彈的發(fā)展方向，俄羅斯、法國、南非、美國等國家均開展了底排－火箭復合增程技術(shù)研究[1－7]。

底排－火箭復合增程彈分置式布局，即底部排氣+頭部火箭助推是一種特別適合于子母彈的先進布局方式，如美國XM-982 155mm底排－火箭復合增程彈就采用此種布局方式。該結(jié)構(gòu)形式可以完全實現(xiàn)底排和火箭排氣通道的獨立性，可實現(xiàn)底排和火箭的同步增程和異步增程，另外該結(jié)構(gòu)有效利用了彈丸頭部弧形段內(nèi)腔空間，有利于多裝子彈和子彈的拋撒。同時，不減小底排裝藥量，不影響底排效率有利于提高增程率。故前后分置式布局是一種較好的解決射程和威力矛盾的方案。

采用分置式布局的底排－火箭復合增程彈噴流后發(fā)動機噴咀軸向位置對彈丸氣動力的干擾特性是值得關(guān)注的問題。文中采用風洞實驗的方法研究三種不同噴咀軸向位置對復合增程彈氣動性能的影響，其中不同噴咀軸向位置保持噴流質(zhì)量流量相同。

1 實驗裝置和模型

1.1 實驗裝置

風洞實驗是在南京理工大學HG-4風洞中進行的。該風洞實驗段口徑300mm×300mm，實驗Ma數(shù)范圍為0.5～4.5。實驗裝置如圖1所示，噴流系統(tǒng)由高壓氣源、壓力調(diào)節(jié)器、壓力表、輸氣管道等組成，高壓氣源從緊閉閥之后引出，經(jīng)噴流調(diào)壓閥壓力調(diào)節(jié)后，由輸氣管道送至噴咀。實驗模型與噴咀之間有 0.4～0.5mm的縫隙，噴咀與固定在支臂上的通氣支桿相聯(lián)接。噴流反作用力不會傳遞給模型及天平上，且研究表明:實驗模型與噴咀之間的縫隙 ＜0.5mm時，噴咀周圍縫隙對噴嘴前后壓力分布及模型內(nèi)腔壓力的影響較小。在天平校正架上進行聯(lián)合加載實驗表明:在氣動載荷和噴流反力聯(lián)合作用下，模型和噴咀之間有0.4～ 0.5mm 的縫隙時不會發(fā)生碰撞[8－10]。

圖1 噴流系統(tǒng)與模型、天平總裝示意圖

1.2 實驗模型

為了研究噴咀軸向位置對噴流后氣動特性影響，設計了三種實驗模型，每個模型的噴咀軸線向后傾角 θ=30°，噴嘴數(shù)量均為 4個，模型的噴咀出口分別位于不同的軸向位置，其中，1#模型噴咀位置在彈丸肩部(彈頭與圓柱部接合部)，2#模型噴咀位于彈丸頭部弧形段，比1#模型噴咀靠前，而3#模型噴咀位于彈丸圓柱部，比1#模型噴咀靠后。三種實驗模型簡圖見圖2，模型特征參數(shù)見表1。

圖2 變噴咀軸向位置模型簡圖

表1 變噴咀軸向位置模型特征參數(shù)

表1中:l為自彈頭至噴咀出口軸線距離，D為彈徑。

1.3 實驗方法

實驗采用有無噴流狀態(tài)及不同噴流壓力比的實驗分別進行，每次獲得不同迎角下的氣動力數(shù)據(jù)。實驗馬赫數(shù)分別為2.0和3.0，噴流壓力為0 ～ 0.4MPa。不同噴流壓力比時各迎角下的數(shù)據(jù)與無噴流時各迎角下的數(shù)據(jù)進行比較，得到噴流后對復合增程彈的氣動干擾影響。

噴流對底壓干擾實驗采用專用支桿，支桿外徑與模型底部直徑比ds/Db=0.5，支桿長與底部直徑比ls/Db=1.85，以減小支桿對底壓的干擾。實驗時先進行測力實驗，測量軸向力及底阻，計算前體軸向力系數(shù)CAF，然后進行底壓干擾實驗測量不同噴流壓力比時各迎角下的底阻系數(shù)CAb，由前體軸向力系數(shù) CAF和底阻系數(shù)CAb綜合求得風軸系全彈阻力系數(shù)CD。

2 實驗結(jié)果及分析

實驗條件:Ma為2.0和3.0，Re分別為3.3 × 106和4.7 ×106，P0分別為207kPa和441kPa，迎角α =0°～6°，噴流介質(zhì):冷空氣。噴流總壓與來流靜壓之比ε(即Poj/P∞)=0 ～ 189.6。每個實驗模型均進行了2個馬赫數(shù)的風洞實驗。

噴咀固定在支桿上，天平讀數(shù)不計噴咀區(qū)域?qū)θ珡棜鈩恿Φ呢暙I，因各模型噴咀在彈體上的軸向位置不同，導致無噴流時各模型的氣動力系數(shù)有所差別。為消除其影響，采用有、無噴流時氣動力系數(shù)的變化率來表示噴流壓力比ε對氣動力系數(shù)的影響。即:

式中:KCD0為零升阻力系數(shù)變化率;KCLα為升力線斜率變化率;KCmα為俯仰力矩斜率變化率;為壓心系數(shù)變化率;KCAB0為零迎角時底阻系數(shù)變化率。

2.1 噴咀軸向位置對阻力特性影響

2.1.1 對底阻的影響

噴流后不同噴咀軸向位置對底阻的影響如下:

a)噴流后3個模型的底阻均增加，馬赫數(shù)2.0時3個模型的底阻增加幅度較大，約增加22% ～31%，而馬赫數(shù)3.0時1#模型和2#模型底阻增加幅度較小，3#模型底阻增加幅度較大，最大達到26%。

b)隨著噴流壓力比增加，馬赫數(shù)2.0時各模型底阻變化不大，而馬赫數(shù)3.0時1#模型的底阻反而下降，2#模型和3#模型的底阻則繼續(xù)增加。

c)噴流壓力比相同時1#模型的底阻最小。

從以上分析中可以看出，噴咀軸向位置位于彈肩部時，噴流后底阻增加幅度較小。

圖3是3個模型在Ma=2.0和3.0時零迎角底阻系數(shù)變化率KCAB0隨噴流壓力比ε變化的曲線圖。

圖3 底阻系數(shù)變化率KCAB0隨ε變化的曲線圖

2.1.2 全彈阻力系數(shù)的影響

由前體軸向力系數(shù)CAF和底阻系數(shù)CAb綜合求得風軸系全彈阻力系數(shù)CD。噴流后對全彈阻力系數(shù)CD的影響規(guī)律如下:

噴流后1#模型阻力系數(shù)下降，且隨著噴流壓力比增加，下降幅度進一步增大，馬赫數(shù)3.0時最大下降幅度達22%，而2#模型和3#模型的阻力系數(shù)變化較小(＜7%)，尤其2#模型，其阻力系數(shù)變化率 ＜3%。

從各模型在噴流后阻力系數(shù)變化情況可以看出，噴咀軸向位置位于彈丸肩部時噴流后全彈阻力系數(shù)減小幅度最大，且隨著噴流壓力比增加，全彈阻力系數(shù)下降幅度增大;噴咀軸向位置在頭部和圓柱部時，噴流后對阻力系數(shù)影響較小。

圖4是各模型零升阻力系數(shù)變化率KCD0隨噴流壓力比ε變化曲線圖。

圖4 零升阻力系數(shù)變化率KCD0隨ε變化的曲線圖

2.2 噴咀軸向位置對升力特性影響

噴流后噴咀軸向位置對升力系數(shù)影響如下:

a)噴流后3個模型的升力系數(shù)均增加;隨著噴流壓力比增加，3#模型的升力系數(shù)變化不大，而1#模型和2#模型的升力系數(shù)在不同馬赫數(shù)時變化規(guī)律不一致。

b)相同噴流壓力比時1#模型的升力系數(shù)增加幅度最大。

c)馬赫數(shù)增加，噴咀軸向位置對升力系數(shù)影響減小。

從各模型噴流后升力系數(shù)變化情況可以看出，噴咀軸向位置位于彈丸肩部時噴流后升力系數(shù)增加幅度最大。

圖5是各模型升力線斜率變化率KCLα隨噴流壓力比ε變化曲線圖。

圖5 升力線斜率變化率KCLα隨ε變化的曲線圖

2.3 噴咀軸向位置對俯仰力矩特性影響

噴流后噴咀軸向位置對俯仰力矩系數(shù)影響如下:

a)噴流后各模型的俯仰力矩系數(shù)減小;隨著噴流壓力比增加，俯仰力矩系數(shù)進一步減小。

b)相同噴流壓力比時1#模型的俯仰力矩系數(shù)減小幅度最大(最大減小幅度達38%)。

c)馬赫數(shù)增加，噴咀軸向位置對俯仰力矩系數(shù)影響減小。

從各模型噴流后俯仰力矩系數(shù)變化情況可以看出，噴咀軸向位置位于彈丸肩部時俯仰力矩系數(shù)減小幅度最大。

圖6是各模型俯仰力矩斜率變化率KCmα隨噴流壓力比ε變化曲線圖。

圖6 俯仰力矩斜率變化率KCmα隨ε變化的曲線圖

2.4 噴咀軸向位置對壓心特性影響

噴流后噴咀軸向位置對壓心系數(shù)影響如下:

a)噴流后各模型的壓心系數(shù)增加;隨著噴流壓力比增加，壓心系數(shù)進一步增加。

b)相同噴流壓力比時1#模型的壓心系數(shù)增加幅度最大(最大增加幅度達80%)。

c)馬赫數(shù)增加，噴咀軸向位置對壓心系數(shù)影響減小。

從各模型噴流后壓心系數(shù)變化情況可以看出，噴咀軸向位置位于彈丸肩部時壓心后移幅度最大。

圖7 俯仰力矩斜率變化率隨ε變化的曲線圖

3 結(jié)論

通過對底排－火箭復合增程彈頭部噴流噴咀軸向位置及噴流壓力比對復合增程彈氣動性能影響的實驗研究，得到如下結(jié)論:

a)噴流后噴咀不同軸向位置的模型均有阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)減小，升力系數(shù)和底阻增加，壓心后移的氣動性能影響規(guī)律。

b)噴咀軸向位置位于彈丸肩部時噴流后模型阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)減小幅度最大，而升力系數(shù)及壓心系數(shù)增加幅度最大，底阻增加幅度最小。噴咀軸向位置位于彈丸頭部弧形段時噴流后模型阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)減小幅度最小，而升力系數(shù)及壓心系數(shù)增加幅度最小;隨著噴流壓力比增加，噴咀軸向位置位于彈丸頭部弧形段時噴流后對模型的噴流干擾影響增大，而其他噴咀軸向位置時隨著噴流壓力比增加，對模型的噴流干擾影響變化不大;超聲速時隨著馬赫數(shù)增加，噴咀軸向位置對模型的噴流干擾影響減小。

c)底排－火箭復合增程彈在選取最佳噴咀軸向位置時，從氣動布局角度來分析，噴咀位于彈丸肩部時最有利于飛行。

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